способ охлаждения конусной головной части летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ охлаждения конусной головной части летательного аппарата, включающий подачу газа-охладителя через отверстия перфорированных вставок в область взаимодействия оболочки с обтекающим потоком, отличающийся тем, что осуществляют закрутку струй газа-охладителя относительно осей отверстий перфорированных вставок, для чего на стенках упомянутых отверстий выполняют винтовые или спиральные канавки.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что диаметр упомянутых отверстий выбирают в пределах (0,26-0,66)h, где h - толщина перфорированной вставки.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что упомянутые канавки выполняют в виде стандартизированной метрической резьбы.

4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что безразмерный параметр вдува газа-охладителя B= V/( /C_p)₀, где , V - плотность и скорость струй газа-охладителя, - локальный коэффициент теплоотдачи, С_р - удельная теплоемкость, выбирают в пределах 3-8.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Способ относится к авиационной и космической технике, а именно к способам охлаждения элементов конструкций гиперзвуковых летательных аппаратов.

При входе тел с гиперзвуковыми скоростями в плотные слои атмосферы возникает аэродинамический нагрев головной части, который вызывает значительное повышение температуры элементов конструкций. При этом прочностные характеристики материалов ухудшаются, что приводит к разрушению оболочки с изменением аэродинамической формы летательного аппарата, нарушается правильное функционирование приборов управления. Наиболее интенсивным тепловым нагрузкам подвергается окрестность лобовой критической точки летательного аппарата, его конусной головной части.

Уровень техники

Известен способ защиты поверхности летательных аппаратов от воздействия высокотемпературных или химически агрессивных газовых потоков с применением гидродинамических методов, использующих вдув газа-охладителя в зону интенсивного нагрева через поверхности из пористых материалов (пористое охлаждение) [1]. Однако прочностные характеристики современных пористых материалов недостаточно высоки, они уступают перфорированным вставкам, когда газ-охладитель вдувается в обтекающий поток через совокупность отверстий в оболочке.

Известен способ теплозащиты, включающий изменение параметров потока газа, обтекающего летательный аппарат, путем охлаждения оболочки с помощью жидкого или газообразного хладагента, подводимого к внутренней поверхности и выдуваемого в пограничный слой через сквозные отверстия в оболочке [2]. Такая теплозащита способствует сохранению аэродинамической формы летательного аппарата, однако кратковременна и недостаточно эффективна, т.к. требует большого запаса газа-охладителя на борту.

Известен способ теплозащиты гиперзвукового летательного аппарата, использующий изменение параметров обтекающего потока. Охлаждение оболочки осуществляют путем отсоса пограничного слоя через сквозные отверстия во внутреннюю вакуумированную полость [3]. Охлаждение происходит как за счет ламинаризации пограничного слоя, что приводит к уменьшению аэротермодинамического потока тепла, так и за счет адиабатического расширения отсасываемого газа. Указанный способ оказывается не всегда эффективным, т.к. во внутреннюю полость отсасывают горячий газ, что приводит к нагреванию аппарата. Кроме того, при использовании данного способа вес летательного аппарата увеличивается, т.к. требуется вакуумный насос.

Наиболее близким к заявленному способу является способ, использующий эффект закрутки охлаждающего газа и известный из заявки на изобретение РФ № 96118303 [4]. Способ включает охлаждение оболочки газом-охладителем, который подают под давлением в обтекающий поток через вихреобразователи, установленные равномерно по образующей боковой поверхности. Вихреобразование осуществляют щелевыми отверстиями, заглубленными в поверхность оболочки (способ выбран за прототип).

Недостатками указанного способа охлаждения является большой расход газа-охладителя через кольцевые щели, высокая степень турбулизации потока и появление турбулентных вихрей в пристеночном слое, которые приводят к интенсификации процесса теплообмена между обтекающим высокотемпературным потоком и защищаемой оболочкой летательного аппарата.

Сущность изобретения

Технической задачей является подавление турбулентных вихрей, зарождающихся в высокоградиентных зонах течения газа-охладителя при смешении его с обтекающим потоком, и повышение эффективности тепловой защиты.

Поставленная задача решается тем, что в заявляемом способе, использующем изменение параметров обтекающего потока и включающем подачу газа-охладителя через отверстия перфорированных вставок в область взаимодействия головной части летательного аппарата с обтекающим потоком, осуществляют закрутку струй газа-охладителя относительно осей отверстий перфорированных вставок, для чего на стенках упомянутых отверстий выполняют винтовые или спиральные канавки.

Это позволяет осуществлять более раннее смыкание подаваемых газовых струй друг с другом, обеспечивая тем самым область оттеснения обтекающего потока без высоких градиентов параметров.

Необходимым условием для оттеснения обтекающего потока является смыкание струй газа-охладителя, т.к. поверхности образующихся тангенсальных разрывов параметров газовых струй должны пересекаться на некотором расстоянии от защищаемой стенки. Достаточным условием является обеспечение соответствующих значений безразмерного параметра вдува В, характеризующего расход газа-охладителя (см. формулу (1)). Известно, что турбулентность возникает и нарастает в точках перегиба газодинамических параметров течения. Для устранения высокоградиентных зон течения смыкание струй газа-охладителя друг с другом должно происходить ближе к стенке. Это обеспечивается закруткой струи газа-охладителя при ее прохождении через отверстие перфорированной вставки. При этом за счет действия центробежных сил происходит уширение газовых струй, и, как следствие, более раннее их смыкание между собой. Устранение высоких градиентов скорости течения газа приводит к устранению касательных напряжений трения, и, как следствие, к уменьшению теплопередачи.

Таким образом, повышение эффективности тепловой защиты в заявленном способе достигается за счет закрутки газа-охладителя, подаваемого через перфорированные вставки, что приводит к более раннему смыканию охлаждающих струй и ламинаризации потока. Подавление вихрей способствует уменьшению величины теплового потока к корпусу летательного аппарата и снижению температуры защищаемой оболочки при сравнительно меньшем расходе газа-охладителя.

На фиг.1 показана схема конусной головной части летательного аппарата с охлаждением.

На фиг.2 показана гидродинамическая картина течения газа в окрестности оболочки при осуществлении закрутки струй газа-охладителя.

На фиг.3 показаны зависимости безразмерной температуры охлаждаемой оболочки от параметра вдува В.

На фиг.4 показана фотография зоны оттеснения плазменной струи при осуществлении закрутки струй газа-охладителя.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Способ реализован при охлаждении головной части летательного аппарата, выполненного в форме усеченного конуса, т.е. с торцевым затуплением. В малое основание конуса установлены перфорированные вставки. Через отверстия вставок в высокотемпературный поток подается газ-охладитель. Согласно изобретению в стенках упомянутых отверстий выполнены винтовые или спиральные канавки, благодаря чему осуществляют закрутку каждой из газовых струй относительно оси отверстия перфорированной вставки.

Наличие описанных канавок обеспечивает более раннее смыкание холодных газовых струй между собой и устранение высокоградиентных зон течения в области обтекающего высокотемпературного потока. Как следствие, устраняется турбулизация течения, которая способствует нагреву защищаемой поверхности. Способ позволяет снизить затраты газа-охладителя без снижения эффективности теплозащиты.

Пример реализации способа

Предложенный способ охлаждения конусной головной части летательного аппарата испытан в лабораторных условиях на испытуемой модели (фиг.1). Геометрические размеры модели выбраны в масштабе 1:4 натурного изделия с кассетной головной частью. Модель изготовлена из нержавеющей стали (толщина оболочки 1·10^-3 м) и выполнена в форме усеченного конуса 1 с торцевым затуплением. В малое основание конуса вмонтированы стальные перфорированные вставки 2 толщиной h=3·10^-3 м и диаметром d₀=19·10^-3 м. Диаметр круглых отверстий d₁=1·10^-3 м, степень перфорации проницаемого участка =0,12 (см. формулу (2)). Критическое значение степени перфорации составляет _кр=0,022. Оси отверстий в этом частном примере направлены перпендикулярно малому основанию усеченного конуса. Для моделирования высокотемпературного потока использовалась струя плазмотрона ЭДП-104А/50 с температурой 5000 К и скоростью до 60 м/с.Охлаждение модели производилось газообразным азотом, подаваемым под давлением от источника 3.

Осуществление способа поясняется картиной течения газа (фиг.2). Здесь 1 - оболочка; 2 - отверстия для подачи газа-охладителя; 4 - застойные зоны течения; 5 - зоны основных участков элементарных струй; 6 - зоны смыкания соседних элементарных струй; 7 - область смешивания подаваемого газа-охладителя и обтекающего потока. В стенках отверстий 2 выполнены винтовые канавки.

При подаче газа-охладителя от источника 3 за счет его закрутки зона 6 увеличивается, а зона 4 уменьшается. Величина угла раствора струи зависит от параметра вдува B, шага и высоты профиля винтовых канавок, длины канала закрутки. При диаметре отверстий до 2 мм функцию закрутки может выполнять обычная метрическая резьба, выполнение которой технологически не сложно.

Результаты испытаний, а именно зависимость безразмерной температуры охлаждаемой оболочки от безразмерного параметра вдува, приведены на фиг.3. Кривая 1 получена для модели с гладкими отверстиями без резьбы, кривая 2 получена для модели с отверстиями с метрической резьбой. Величина безразмерного параметра вдува В определяется формулой:

где , V - плотность и скорость элементарных струй газа-охладителя; - локальный коэффициент теплоотдачи; C_p - удельная теплоемкость.

Из графика видно, что при использовании изобретения одна и та же температура оболочки достигается при гораздо меньшем значении параметра вдува, чем без закрутки струй (соответствующие значения B₁=4,7; B₂=6,0).

Эффективность способа достигается расчетом оптимальных параметров закрутки струй газа-охладителя. Диапазон изменения диаметра отверстий d₁ зависит от толщины перфорированных вставок и от выбираемой степени перфорации :

где S_общ - площадь сечения перфорированной вставки, S_отв - площадь сечения одного отверстия перфорации, n - число отверстий (в модели n=13). Величина ограничена снизу критическим течением газа, сверху - запасом прочности охлаждаемой оболочки и лежит в пределах 0,022-0,14. Для эффективной закрутки диаметр канала d₁ не должен превышать его длину, и лежит, соответственно, в пределах (0,26-0,66)h. Так, при заданных параметрах перфорированных вставок диаметр d₁ выбирают в пределах (0,8-2,0)·10^-3 м. При значениях указанного диаметра меньше 0,8·10 ^-3 м струи газа-охладителя не смыкаются друг с другом, а при значениях диаметра больше 2·10^-3 м нарушается прочность оболочки. При значениях параметра вдува B, меньших 3, закрутка мала, не происходит смыкания струй газа-охладителя, и нет сплошной зоны оттеснения. При значениях B больших 8, эффективность способа уменьшается, т.к. резьба вызывает не закручивание, а турбулизацию струи газа-охладителя.

На фиг.4 показана фотография испытаний, иллюстрирующая оттеснение плазменной струи при использовании существенного признака изобретения - закрутки струй газа-охладителя с помощью винтовых или спиральных канавок.

Использование предложенного способа позволяет улучшить охлаждение перфорированной оболочки за счет снижения тепловых нагрузок и экономии расхода газа-охладителя. Так, для достижения одного и того же уровня температуры охлаждаемой оболочки при вдуве газа-охладителя через вставки с резьбой требуется приблизительно на 15-20% меньше газа-охладителя, чем при вдуве без осуществления закрутки.

Источники информации

1. Рамсей, Гольдштейн. Взаимодействие вдуваемой нагретой струи с основным потоком // Теплопередача. Т.93. № 4, 1971. С.41-50.

2. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике//Под ред. В.К.Кошкина, М.: Машиностроение, 1975. С.422-439.

3. Патент РФ № 2060207, опубл. 20.05.1996 г.

4. Галкин Н.А. и др. Летательный аппарат. Заявка РФ № 96118303, опубл. 20.12.1998 г. (прототип).